運載火箭自動垂調(diào)系統(tǒng)及方法
【專利摘要】一種運載火箭自動垂調(diào)系統(tǒng)，包括垂直度測量系統(tǒng)、活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)和箭上控制系統(tǒng)，其特征在于，所述垂直度測量系統(tǒng)包括水平測量儀、水平變送器、前端水平指示儀、垂調(diào)測試計算機；所述活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)包括活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)上位機和后端工作站、發(fā)射平臺控制系統(tǒng)、執(zhí)行機構(gòu)；所述箭上控制系統(tǒng)包括捷聯(lián)慣組、箭機、箭地通信計算機和數(shù)據(jù)處理計算機；本發(fā)明節(jié)省了操作人員，提高了工作效率，促進了火箭發(fā)射流程自動化水平的整體提高，此外新一代運載火箭采用大量低溫推進劑，從安全性角度考慮，保證了整個垂調(diào)過程的安全性。
【專利說明】運載火箭自動垂調(diào)系統(tǒng)及方法

【技術(shù)領域】
[0001]本發(fā)明涉及火箭控制領域，特別是涉及一種運載火箭的垂直調(diào)整系統(tǒng)及方法。

【背景技術(shù)】
[0002]運載火箭在發(fā)射準備過程中都需要進行一項操作一垂直度調(diào)整。垂直度調(diào)整是火箭初始對準工作的一部分，目的是調(diào)整箭體初始垂直度，以滿足火箭姿態(tài)及精度控制要求，火箭垂直度調(diào)整主要是通過調(diào)整支承在火箭底部的發(fā)射臺相關(guān)部組件的動作實現(xiàn)。傳統(tǒng)液體運載火箭發(fā)射前需要對慣性儀表坐標系和箭體坐標系進行初始定向，使這兩個坐標系與發(fā)射點地面坐標系重合。進行垂直度調(diào)整(簡稱“垂調(diào)”)的目的是調(diào)整一級火箭發(fā)動機推力線，使之在發(fā)射時盡可能與當?shù)氐卮咕€重合，以減小火箭推力在當?shù)厮矫娴耐队爸?，從而減小火箭起飛段的橫向漂移量，避免起飛過程箭體與發(fā)射塔等地面設施碰撞。
[0003]傳統(tǒng)火箭垂直度調(diào)整方法是根據(jù)火箭垂直度測量數(shù)據(jù)，由操作人員手動調(diào)整發(fā)射平臺支臂或支腿的高度，并判斷是否滿足指標要求，當達到允許的范圍以內(nèi)，手動停止垂直度調(diào)整操作。整個操作流程時間受操作人員個人經(jīng)驗影響、效率低，人工成本高，且不利于火箭發(fā)射流程自動化水平的整體提高，此外新一代運載火箭采用大量低溫推進劑，從安全性角度考慮，要求發(fā)射前整個發(fā)射場區(qū)實施無人值守，傳統(tǒng)垂調(diào)方法無法適應。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明運載火箭自動垂調(diào)系統(tǒng)，包括垂直度測量系統(tǒng)、活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)和箭上控制系統(tǒng)，所述垂直度測量系統(tǒng)包括水平測量儀、水平變送器、前端水平指示儀、垂調(diào)測試計算機；所述活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)包括活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)上位機和后端工作站、發(fā)射平臺控制系統(tǒng)、執(zhí)行機構(gòu)；所述箭上控制系統(tǒng)包括捷聯(lián)慣組、箭機、箭地通信計算機和數(shù)據(jù)處理計算機；
[0005]水平測量儀安裝于箭體上，水平測量儀的數(shù)據(jù)輸出端連接水平變送器的數(shù)據(jù)輸入端，數(shù)據(jù)變送器的數(shù)據(jù)輸出端連接前端水平指示儀的數(shù)據(jù)輸入端，前端水平指示儀的數(shù)據(jù)輸出端連接連接垂調(diào)測試計算機的第一數(shù)據(jù)輸入端；
[0006]捷聯(lián)慣組安裝于箭體上，捷聯(lián)慣組的數(shù)據(jù)輸出端連接箭機的數(shù)據(jù)輸入端，箭機的數(shù)據(jù)輸出端連接箭地通信計算機的數(shù)據(jù)輸入端，箭地通信計算機的數(shù)據(jù)輸出端連接數(shù)據(jù)處理計算機的數(shù)據(jù)輸入端，數(shù)據(jù)處理計算機的數(shù)據(jù)輸出端連接垂調(diào)測試計算機的第二數(shù)據(jù)輸入端;
[0007]垂調(diào)測試計算機的數(shù)據(jù)輸出端連接活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)上位機和后端工作站的數(shù)據(jù)輸入端，活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)上位機和后端工作站的數(shù)據(jù)輸出端連接發(fā)射平臺控制系統(tǒng)的數(shù)據(jù)輸入端，發(fā)射平臺控制系統(tǒng)的控制信號輸出端連接執(zhí)行機構(gòu)的控制信號輸入端，執(zhí)行機構(gòu)安裝于箭體的下端。
[0008]一種運載火箭自動垂調(diào)的方法，單獨進行一級火箭的垂調(diào)控制方法包括如下步驟:
[0009]31、進行慣組安裝基準面沿7軸方向的不水平度調(diào)整；
[0010]32、進行慣組安裝基準面沿2軸方向的不水平度調(diào)整。
[0011]步驟31具體為:
[0012]發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷慣組安裝基準面沿7軸方向的不水平度是否在精度要求范圍內(nèi)；
[0013]如果不在則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂I，支臂III做相應的升降動作；
[0014]如果在則結(jié)束沿7軸方向的不水平度調(diào)整，進入結(jié)束沿2軸方向的不水平度調(diào)整。
[0015]步驟32具體為:
[0016]發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷慣組安裝基準面沿2軸方向的不水平度是否在精度要求范圍內(nèi)；
[0017]如果不在則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂II，支臂IV做相應的升降動作；
[0018]如果在則結(jié)束垂調(diào)過程。
[0019]進行一級、二級火箭的聯(lián)合垂調(diào)的具體方法包括以下步驟:
[0020]首先進行7軸方向的垂調(diào)控制:
[0021]判斷|屯27—屯37|是否大于第一預設值，如果大于則轉(zhuǎn)入人工手動垂調(diào)；
[0022]如果不大于則進一步判斷|是否大于第二預設值，如果大于則進一步判斷屯27彡0是否成立，如果成立則進一步判斷屯27? (16^ +厶)是否成立，如果成立則控制支臂I升，支臂III降，如果屯27彡(16丨—厶)是否成立，如果成立則控制支臂I降，支臂III升，如果(16丨一八)則結(jié)束7軸方向的垂調(diào)控制，進行2軸方向的垂調(diào)控制；
[0023]如果屯27 ? 0則進一步判斷屯27 ?— (16 , +厶)是否成立，如果成立則控制支臂I降，支臂III升，如果屯27彡一(16丨—厶)是否成立，如果成立則控制支臂I升，支臂III降，如果—(…'一八)則結(jié)束7軸方向的垂調(diào)控制，進行2軸方向的垂調(diào)控制；
[0024]如果|屯27—屯37|不大于第二預設值，則進一步判斷屯37 ?厶是否成立如果成立則控制支臂I升，支臂III降，如果不成立則進一步判斷?八是否成立，如果成立則控制支臂I降，支臂III升，如果不成立則結(jié)束1軸方向的垂調(diào)控制，進行2軸方向的垂調(diào)控制；
[0025]進行2軸方向的垂調(diào)控制的方法與進行1軸方向的垂調(diào)控制的方法相同。
[0026]所述八為運載火箭的不水平度的精度，八取值為0.57。
[0027]本發(fā)明節(jié)省了操作人員，提高了工作效率，促進了火箭發(fā)射流程自動化水平的整體提高，此外新一代運載火箭采用大量低溫推進劑，從安全性角度考慮，保證了整個垂調(diào)過程的安全性。
[0028]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的運載火箭自動垂調(diào)系統(tǒng)及方法作進一步說明。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0029]圖1為運載火箭自動垂調(diào)系統(tǒng)原理框圖；
[0030]圖2為運載火箭單獨一級火箭的垂調(diào)控制流程圖；
[0031]圖3為運載火箭一級、二級火箭的聯(lián)合垂調(diào)控制流程圖。

【具體實施方式】
[0032]如圖1所示，運載火箭自動垂調(diào)系統(tǒng)包括垂直度測量系統(tǒng)、活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)和箭上控制系統(tǒng)，由垂直度測量系統(tǒng)、箭上控制系統(tǒng)對箭體不水平度數(shù)據(jù)進行采集，通過箭地高速串行總線下傳到地面后端進行解調(diào)，最終將箭體不水平度數(shù)據(jù)通過高速冗余的測發(fā)網(wǎng)絡發(fā)送給活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)，由活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)實現(xiàn)箭體垂直度調(diào)整，調(diào)整后再由垂直度測量系統(tǒng)、箭上控制系統(tǒng)對箭體不水平度數(shù)據(jù)進行采集并將檢測結(jié)果反饋給發(fā)送給活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)，如此形成了對箭體垂直度調(diào)整的閉環(huán)控制。其中垂直度測量系統(tǒng)包括水平測量儀、水平變送器、前端水平指示儀、垂調(diào)測試計算機；活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)包括活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)上位機和后端工作站、發(fā)射平臺控制系統(tǒng)、執(zhí)行機構(gòu)，其中執(zhí)行機構(gòu)包括支臂位移傳感器、支臂機構(gòu)、液壓機構(gòu)；支臂機構(gòu)包括支臂1、支臂I1、支臂II1、支臂IV，四個支臂依次順序均勻分布在以火箭中軸線上的點為圓心的圓上，支臂1、支臂III所在直線為y軸，支臂I1、支臂IV所在直線為Z軸，y軸垂直于z軸，相應的液壓機構(gòu)包括與四個支臂一一對應的四個液壓機；箭上控制系統(tǒng)包括捷聯(lián)慣組、箭機、箭地通信計算機和數(shù)據(jù)處理計算機。
[0033]水平測量儀用于敏感水平測量器安裝基座的不水平度信息；
[0034]水平變送器用于采集不水平度輸出的信號并將其轉(zhuǎn)化為數(shù)字量進行傳輸；
[0035]前端水平指示儀用于接收水平變送器傳輸?shù)男畔⒉⑾虼拐{(diào)測試計算機傳輸一級箭體垂調(diào)數(shù)據(jù)；
[0036]垂調(diào)測試計算機用于接收各監(jiān)測信息并對接收的信息進行處理，根據(jù)處理結(jié)果發(fā)出相應的控制指令
[0037]活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)上位機和后端工作站用于接收垂直度測量系統(tǒng)傳輸?shù)囊患壖w不水平度數(shù)據(jù)、慣性基準不水平度數(shù)據(jù)，執(zhí)行自動垂調(diào)軟件
[0038]發(fā)射平臺控制系統(tǒng)用于控制支臂機構(gòu)和液壓機構(gòu)進行箭體垂直度調(diào)整；
[0039]支臂位移傳感器用于檢測支臂的相對高度；
[0040]支臂機構(gòu)和液壓機構(gòu)是火箭支撐和垂直度調(diào)整的實施機構(gòu)，用于執(zhí)行對箭體的垂直度調(diào)整；
[0041 ] 捷聯(lián)慣組用于檢測慣性基準面不水平度數(shù)據(jù)；
[0042]箭機用于采集解算捷聯(lián)慣組檢測到的慣性基準不水平度數(shù)據(jù)；
[0043]箭地通信計算機用于接收箭上控制系統(tǒng)傳遞的信息；
[0044]數(shù)據(jù)處理計算機用于接收控制系統(tǒng)內(nèi)部以及外部所有傳遞至控制系統(tǒng)的信息，并轉(zhuǎn)化成控制系統(tǒng)約定的格式；
[0045]本發(fā)明的運載火箭自動垂調(diào)方法既可以實現(xiàn)單獨一級火箭的垂調(diào)，也可以實現(xiàn)一級、二級火箭的聯(lián)合垂調(diào)，對運載火箭的不水平度的精度要求控制在[-Λ?Λ ]，Λ的大小可根據(jù)實際需求去不同的值，以下實施例中以取Λ為0.5'為例:
[0046]如圖2所示，單獨進行一級火箭的垂調(diào)的具體方法為:設慣組安裝基準面沿y軸上的不水平度為Ψ?γ，設慣組安裝基準面沿ζ軸上的不水平度為Ψ?ζ ；
[0047]發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷不水平度Wly是否在[-0.5'?0.5']內(nèi)；
[0048]如果不水平度Wly在[-0.5'?0.5']內(nèi)，則結(jié)束y軸方向垂調(diào)，繼續(xù)由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷不水平度V12是否在〔-0.5'?0.57〕內(nèi)；
[0049]如果不水平度屯17不在[-0.5'?0.5,〕內(nèi)，進一步判斷不水平度屯17的正負，如果不水平度大于零則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂I升，支臂III降，調(diào)整之后繼續(xù)由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷不水平度是否在[-0.57?0.5,〕內(nèi)；如果不水平度
小于零則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂I降，支臂III升，調(diào)整之后繼續(xù)由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷不水平度屯17是否在〔-0.5'?0.5,〕內(nèi)；
[0050]如果不水平度屯12在〔-0.5,?0.5, 1內(nèi)，則結(jié)束垂調(diào)過程；
[0051]如果不水平度屯12不在[-0.5'?0.5,〕內(nèi)，進一步判斷不水平度屯12的正負，如果不水平度大于零則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂II升，支臂IV降，調(diào)整之后繼續(xù)由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷不水平度是否在[-0.57?0.5,〕內(nèi)；如果不水平度
小于零則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂II降，支臂IV升，調(diào)整之后繼續(xù)由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷不水平度屯12是否在〔-0.5'?0.5,〕內(nèi)；
[0052]如圖3所示，進行一級、二級火箭的聯(lián)合垂調(diào)的具體方法為:設慣組安裝基準面沿7軸上的不水平度為叫27，設慣組安裝基準面沿2軸上的不水平度為叫22，設全箭基準平面沿1軸上的不水平度為，設全箭基準平面沿2軸上的不水平度為；
[0053]首先進行7軸方向的垂調(diào)控制，發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷I屯27 —屯371與22^的大小關(guān)系，如果I屯27 - ^3,1 ? 22,則轉(zhuǎn)入人工手動垂調(diào)；
[0054]如果|屯27—屯37| ^ 22^，則進一步|屯27—屯37|與敗的大小關(guān)系，如果I ^3,1 ? 16^，則進一步判斷屯27是否的正負，如果屯27彡0則進一步判斷屯27
與16.5,的大小，如果#27? 16.5,則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂I升，支臂III降，如果屯27彡161，則進一步判斷屯27與巧.5,的大小，如果屯27? 15.5 7則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂I降，支臂III升，如果^15.5^貝1]結(jié)束7軸方向的垂調(diào)控制，進行2軸方向的垂調(diào)控制；
[0055]如果屯27 ? 0，則進一步判斷屯27與-16.5^的大小關(guān)系，如果屯27?- 16.則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂I降，支臂III升，如果^ - 16.5 7則進一步判斷與-15.57的大小關(guān)系，如果? — 15.5^則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂I升，支臂III降，如果- 15.5,則結(jié)束7軸方向的垂調(diào)控制，進行2軸方向的垂調(diào)控制；
[0056]如果|屯27 - ^3,1 ^ 16 ；，則進一步判斷屯37是否大于0.5丨，如果是則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂I升，支臂III降，如果否則進一步判斷#37是否小于-0.57，如果是則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂I降，支臂III升，如果否則結(jié)束7軸方向的垂調(diào)控制，進行2軸方向的垂調(diào)控制。
[0057]2軸方向的垂調(diào)控制方法如下:
[0058]發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷|屯22—屯32|與22,的大小關(guān)系，如果|屯22—屯32|
? 22；則轉(zhuǎn)入人工手動垂調(diào)；
[0059]如果|屯22—屯32| (221，則進一步|屯22—屯32|與敗的大小關(guān)系，如果I ^3,1 ? 16^，則進一步判斷屯22是否的正負，如果屯22彡0則進一步判斷屯22
與16.5,的大小，如果#22? 16.5 7則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂口升，支臂〗7降，如果屯22彡16.5,，則進一步判斷屯22與15.5,的大小，如果屯22? 15.5,則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂II降，支臂IV升，如果屯22 ^ 15.5^則結(jié)束垂調(diào)控制過程；
[0060]如果Ψ2ζ < 0，則進一步判斷Ψ2ζ與-16.5'的大小關(guān)系，如果Ψ2ζ < - 16.5'則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂II降，支臂IV升，如果ψ2ζ ^ - 16.5'則進一步判斷ψ2ζ與-15.5'的大小關(guān)系，如果Ψ2ζ> - 15.5'則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂II升，支臂IV降，如果Ψ2ζ ( - 15.5'則結(jié)束垂調(diào)控制過程；
[0061]如果I Ψ2ζ - Ψ3ζ|彡16'，則進一步判斷ψ3ζ是否大于0.5,，如果是則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂II升，支臂IV降，如果否則進一步判斷ψ3ζ是否小于-0.5'，如果是則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂II降，支臂IV升，如果否則結(jié)束垂調(diào)控制過程。
[0062]以上所述的實施例僅僅是對本發(fā)明的優(yōu)選實施方式進行描述，并非對本發(fā)明的范圍進行限定，在不脫離本發(fā)明設計精神的前提下，本領域普通技術(shù)人員對本發(fā)明的技術(shù)方案作出的各種變形和改進，均應落入本發(fā)明權(quán)利要求書確定的保護范圍內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.一種運載火箭自動垂調(diào)系統(tǒng)，包括垂直度測量系統(tǒng)、活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)和箭上控制系統(tǒng)，其特征在于，所述垂直度測量系統(tǒng)包括水平測量儀、水平變送器、前端水平指示儀、垂調(diào)測試計算機；所述活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)包括活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)上位機和后端工作站、發(fā)射平臺控制系統(tǒng)、執(zhí)行機構(gòu)；所述箭上控制系統(tǒng)包括捷聯(lián)慣組、箭機、箭地通信計算機和數(shù)據(jù)處理計算機； 水平測量儀安裝于箭體上，水平測量儀的數(shù)據(jù)輸出端連接水平變送器的數(shù)據(jù)輸入端，數(shù)據(jù)變送器的數(shù)據(jù)輸出端連接前端水平指示儀的數(shù)據(jù)輸入端，前端水平指示儀的數(shù)據(jù)輸出端連接連接垂調(diào)測試計算機的第一數(shù)據(jù)輸入端； 捷聯(lián)慣組安裝于箭體上，捷聯(lián)慣組的數(shù)據(jù)輸出端連接箭機的數(shù)據(jù)輸入端，箭機的數(shù)據(jù)輸出端連接箭地通信計算機的數(shù)據(jù)輸入端，箭地通信計算機的數(shù)據(jù)輸出端連接數(shù)據(jù)處理計算機的數(shù)據(jù)輸入端，數(shù)據(jù)處理計算機的數(shù)據(jù)輸出端連接垂調(diào)測試計算機的第二數(shù)據(jù)輸入端; 垂調(diào)測試計算機的數(shù)據(jù)輸出端連接活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)上位機和后端工作站的數(shù)據(jù)輸入端，活動發(fā)射平臺電控系統(tǒng)上位機和后端工作站的數(shù)據(jù)輸出端連接發(fā)射平臺控制系統(tǒng)的數(shù)據(jù)輸入端，發(fā)射平臺控制系統(tǒng)的控制信號輸出端連接執(zhí)行機構(gòu)的控制信號輸入端，執(zhí)行機構(gòu)安裝于箭體的下端。
2.利用權(quán)利要求1所述的運載火箭自動垂調(diào)系統(tǒng)進行運載火箭自動垂調(diào)的方法，其特征在于單獨進行一級火箭的垂調(diào)控制方法包括如下步驟: 51、進行慣組安裝基準面沿I軸方向的不水平度調(diào)整； 52、進行慣組安裝基準面沿z軸方向的不水平度調(diào)整。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的運載火箭自動垂調(diào)的方法，其特征在于步驟SI具體為: 發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷慣組安裝基準面沿y軸方向的不水平度是否在精度要求范圍內(nèi)； 如果不在則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂I，支臂III做相應的升降動作； 如果在則結(jié)束沿I軸方向的不水平度調(diào)整，進入結(jié)束沿Z軸方向的不水平度調(diào)整。
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的運載火箭自動垂調(diào)的方法，其特征在于步驟S2具體為: 發(fā)射平臺控制系統(tǒng)判斷慣組安裝基準面沿z軸方向的不水平度是否在精度要求范圍內(nèi)； 如果不在則由發(fā)射平臺控制系統(tǒng)控制支臂II，支臂IV做相應的升降動作； 如果在則結(jié)束垂調(diào)過程。
5.根據(jù)權(quán)利要求2所述的運載火箭自動垂調(diào)的方法，其特征在于進行一級、二級火箭的聯(lián)合垂調(diào)的具體方法包括以下步驟: 首先進行I軸方向的垂調(diào)控制: 判斷I ψ2? — ψ3?|是否大于第一預設值，如果大于則轉(zhuǎn)入人工手動垂調(diào)； 如果不大于則進一步判斷I Ψ& — W3yI是否大于第二預設值，如果大于則進一步判斷W2y彡O是否成立，如果成立則進一步判斷W2y > (16, +Δ)是否成立，如果成立則控制支臂I升，支臂III降，如果W2y彡(16' +Λ)則進一步判斷ψ2? < (16' —Λ)是否成立，如果成立則控制支臂I降，支臂III升，如果Ψ2? > (16' —Δ)則結(jié)束y軸方向的垂調(diào)控制，進行z軸方向的垂調(diào)控制； 如果屯27 ? 0則進一步判斷屯27 (16丨+厶)是否成立，如果成立則控制支臂I降，支臂III升，如果屯27彡一(16丨—厶)是否成立，如果成立則控制支臂I升，支臂III降，如果一厶)則結(jié)束7軸方向的垂調(diào)控制，進行2軸方向的垂調(diào)控制； 如果I屯27 — ^3,1不大于第二預設值，則進一步判斷屯37 ?厶是否成立如果成立則控制支臂I升，支臂III降，如果不成立則進一步判斷?八是否成立，如果成立則控制支臂I降，支臂III升，如果不成立則結(jié)束7軸方向的垂調(diào)控制，進行2軸方向的垂調(diào)控制；進行2軸方向的垂調(diào)控制的方法與進行7軸方向的垂調(diào)控制的方法相同。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的運載火箭自動垂調(diào)的方法，其特征在于所述八為運載火箭的不水平度的精度，八取值為0.57。
【文檔編號】G05D1/10GK104407618SQ201410503441
【公開日】2015年3月11日 申請日期:2014年9月26日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月26日
【發(fā)明者】林輝, 齊映紅, 劉麗媛, 卓敏, 劉秉, 陳秀平, 郭金剛, 劉毅, 吳齊才, 范虹, 李超, 李道平 申請人:北京航天發(fā)射技術(shù)研究所, 中國運載火箭技術(shù)研究院